JPH0825519B2 - 人工衛星の軌道制御装置 - Google Patents
人工衛星の軌道制御装置Info
- Publication number
- JPH0825519B2 JPH0825519B2 JP63269715A JP26971588A JPH0825519B2 JP H0825519 B2 JPH0825519 B2 JP H0825519B2 JP 63269715 A JP63269715 A JP 63269715A JP 26971588 A JP26971588 A JP 26971588A JP H0825519 B2 JPH0825519 B2 JP H0825519B2
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- spin
- satellite
- radial
- thrusters
- orbit
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- Expired - Lifetime
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は人工衛星の軌道制御装置に関し、特にスピン
型人工衛星においてスピン軸と直角方向に速度を与え軌
道を制御する人工衛星の軌道制御装置に関する。
型人工衛星においてスピン軸と直角方向に速度を与え軌
道を制御する人工衛星の軌道制御装置に関する。
従来、軌道制御装置を含むスピン型人工衛星の一般的
な構成は第２図の構成図に示すように、スピン軸５と直
角に噴射する２個の動径方向スラスタ1,2,燃料タンク1
0,推薬弁11,衛星本体4,スピン軸5,軌道制御部7,太陽方
向の視野8Aを有するスピン型太陽センサ8,燃料タンク10
からスラスタ1,2に燃料を送る配管９から構成される。
こゝで２個の動径方向スラスタ1,2は、衛星本体４のス
ピン軸５に直角で重心を通る面から等距離に取付けられ
ていて、同時に噴射した時に衛星本体４の重心点を中心
として衛星に与えるトルクがゼロとなるように設計され
ている。
な構成は第２図の構成図に示すように、スピン軸５と直
角に噴射する２個の動径方向スラスタ1,2,燃料タンク1
0,推薬弁11,衛星本体4,スピン軸5,軌道制御部7,太陽方
向の視野8Aを有するスピン型太陽センサ8,燃料タンク10
からスラスタ1,2に燃料を送る配管９から構成される。
こゝで２個の動径方向スラスタ1,2は、衛星本体４のス
ピン軸５に直角で重心を通る面から等距離に取付けられ
ていて、同時に噴射した時に衛星本体４の重心点を中心
として衛星に与えるトルクがゼロとなるように設計され
ている。
一方、あらかじめ定められた衛星軌道運行上の要求に
基づいて動径方向スラスタ1,2は慣性空間のある方向に
速度を与えることが要求されるが、この両者を的確に合
せる動作を第３図の構成図により説明する。
基づいて動径方向スラスタ1,2は慣性空間のある方向に
速度を与えることが要求されるが、この両者を的確に合
せる動作を第３図の構成図により説明する。
スピン型太陽センサ８は太陽光を検出し、この検出信
号を一旦地上の管制局に送信する。管制局ではこの検出
信号から衛星の位置を計算し所定の軌道とのずれの演算
処理を行う。この結果から動径方向スラスタ1,2の噴射
までのタイミングの時間と噴射回数に対応する指令信号
を衛星に送る。衛星の軌道制御部７はこの指令信号から
推薬弁11の開閉時間と回数を制御する信号に変換して推
薬弁11を制御し燃料を動径方向スラスタ1,2に送り噴射
を行う。この噴射による速度の大きさは１スピンで噴射
するパルス幅とパルスの回数、すなわち、噴射を実行す
るスピンの回数によって調整することができる。このよ
うな噴射方式により２個の動径方向スラスタ1,2を同時
に噴射することにより、衛星本体４に加わるトルクを実
効的に打消し合い衛星の姿勢が変化することなく所定方
向の速度が得られるようにしている。
号を一旦地上の管制局に送信する。管制局ではこの検出
信号から衛星の位置を計算し所定の軌道とのずれの演算
処理を行う。この結果から動径方向スラスタ1,2の噴射
までのタイミングの時間と噴射回数に対応する指令信号
を衛星に送る。衛星の軌道制御部７はこの指令信号から
推薬弁11の開閉時間と回数を制御する信号に変換して推
薬弁11を制御し燃料を動径方向スラスタ1,2に送り噴射
を行う。この噴射による速度の大きさは１スピンで噴射
するパルス幅とパルスの回数、すなわち、噴射を実行す
るスピンの回数によって調整することができる。このよ
うな噴射方式により２個の動径方向スラスタ1,2を同時
に噴射することにより、衛星本体４に加わるトルクを実
効的に打消し合い衛星の姿勢が変化することなく所定方
向の速度が得られるようにしている。
上述した従来の人工衛星の軌道制御装置は、２個の動
径方向スラスタを同時に噴射する時にトルクが発生しな
いように設計されているが、実際には２個の動径方向ス
ラスタの推力の固有差、および燃料の消費に伴う衛星の
重心位置の移動によりトルクに差異が生ずるので、衛星
の姿勢を変動させるトルクが発生する欠点がある。
径方向スラスタを同時に噴射する時にトルクが発生しな
いように設計されているが、実際には２個の動径方向ス
ラスタの推力の固有差、および燃料の消費に伴う衛星の
重心位置の移動によりトルクに差異が生ずるので、衛星
の姿勢を変動させるトルクが発生する欠点がある。
本発明の人工衛星の軌道制御装置はスピン型人工衛星
のスピン軸に直角な方向で同一方向の並進力を発生させ
る推力を有する複数の動径方向スラスタと、前記動径方
向スラスタのそれぞれに供給される燃料を開閉する推薬
弁と、前記スピン軸と太陽光のの入射方向とのなすスピ
ン太陽角度を検出するスピン型太陽センサと、前記スピ
ン太陽角度の信号から前記複数の動径方向スラスタ相互
の残留トルクをゼロにするように前記複数の推薬弁の少
なくとも１つを開く制御信号を演算し制御する計算機と
を備えたことを特徴とする人工衛星の軌道制御装置。
のスピン軸に直角な方向で同一方向の並進力を発生させ
る推力を有する複数の動径方向スラスタと、前記動径方
向スラスタのそれぞれに供給される燃料を開閉する推薬
弁と、前記スピン軸と太陽光のの入射方向とのなすスピ
ン太陽角度を検出するスピン型太陽センサと、前記スピ
ン太陽角度の信号から前記複数の動径方向スラスタ相互
の残留トルクをゼロにするように前記複数の推薬弁の少
なくとも１つを開く制御信号を演算し制御する計算機と
を備えたことを特徴とする人工衛星の軌道制御装置。
次に、本発明について図面を参照して説明する。
第１図は本発明の一実施例のブロック図である。な
お、本実施例による人工衛星の全体の構成図は第２図の
一般的な人工衛星の構成図における軌道制御部７の代り
に軌道制御用計算機３を搭載している以外は同一であ
る。
お、本実施例による人工衛星の全体の構成図は第２図の
一般的な人工衛星の構成図における軌道制御部７の代り
に軌道制御用計算機３を搭載している以外は同一であ
る。
第１図の実施例は衛星のスピン軸と直角方向に推力を
与える動径方向スラスタ1,2、推薬弁開閉信号12により
動作する推薬弁11、スピン型太陽センサ８、軌道制御用
計算機３から構成される。
与える動径方向スラスタ1,2、推薬弁開閉信号12により
動作する推薬弁11、スピン型太陽センサ８、軌道制御用
計算機３から構成される。
軌道制御用計算機３は、動径方向スラスタ1,2の推力
の固有差、および動径方向スラスタ1,2のトルクの差に
より残留トルクが発生しないように両者の噴射時間を計
算し調整するものであるが、以下に本実施例の動作を説
明する。
の固有差、および動径方向スラスタ1,2のトルクの差に
より残留トルクが発生しないように両者の噴射時間を計
算し調整するものであるが、以下に本実施例の動作を説
明する。
従来例と同様にスピン型太陽センサ８の検出信号を地
上の管制局に送信し、管制局ではこの検出信号から衛星
の位置を計算し所定の軌道とのずれを演算処理する。こ
の結果から動径方向スラスタ1,2の噴射までのタイミン
グの時間と噴射回数に対応する指令信号を衛星に送り、
軌道制御用計算機３に入力される。
上の管制局に送信し、管制局ではこの検出信号から衛星
の位置を計算し所定の軌道とのずれを演算処理する。こ
の結果から動径方向スラスタ1,2の噴射までのタイミン
グの時間と噴射回数に対応する指令信号を衛星に送り、
軌道制御用計算機３に入力される。
一方、スピン型太陽光センサ８は第２図に示す太陽光
の視野8Aのようなスピン軸５に平行な面のパタンを有し
ており、スピン軸５がこのパタン面と平行でない場合、
この平行からのずれであるスピン太陽角θの信号６がス
ピン型太陽光センサ８により検知される。このスピン太
陽角θの信号６に比例する検知信号が軌道制御用計算機
３に入力される。
の視野8Aのようなスピン軸５に平行な面のパタンを有し
ており、スピン軸５がこのパタン面と平行でない場合、
この平行からのずれであるスピン太陽角θの信号６がス
ピン型太陽光センサ８により検知される。このスピン太
陽角θの信号６に比例する検知信号が軌道制御用計算機
３に入力される。
軌道制御用計算機３は地上の管制局からの噴射指令に
基づく制御信号のほかに、スピン太陽角θの信号６の変
化から残留トルクを計算し、残留トルクをゼロとするよ
うに動径方向スラスタ1,2の推薬弁３の開時間を調整す
る制御信号を送る。例えば、動径スラスタ１のトルクが
動径方向スラスタ２のトルクより小さい場合、トルクが
同じになるように動径方向スラスタ１に付属する推薬弁
11の開時間を動径方向スラスタ２の方よりも長くする。
トルクの大小が逆の場合には逆の開閉動作を行う。この
ように軌道制御用計算機により２個の動径方向スラスタ
のいずれかの噴射を制御することにより衛星の姿勢の傾
斜を正常にすることができる。なお、本実施例では動径
方向スラスタが２個の場合を例示したが、複数個の場合
でも本発明を適用することができる。
基づく制御信号のほかに、スピン太陽角θの信号６の変
化から残留トルクを計算し、残留トルクをゼロとするよ
うに動径方向スラスタ1,2の推薬弁３の開時間を調整す
る制御信号を送る。例えば、動径スラスタ１のトルクが
動径方向スラスタ２のトルクより小さい場合、トルクが
同じになるように動径方向スラスタ１に付属する推薬弁
11の開時間を動径方向スラスタ２の方よりも長くする。
トルクの大小が逆の場合には逆の開閉動作を行う。この
ように軌道制御用計算機により２個の動径方向スラスタ
のいずれかの噴射を制御することにより衛星の姿勢の傾
斜を正常にすることができる。なお、本実施例では動径
方向スラスタが２個の場合を例示したが、複数個の場合
でも本発明を適用することができる。
以上説明したように本発明は、軌道制御用計算機を衛
星に搭載して動径方向スラスタ間の残留トルクを軌道上
の衛星内で求めることにより、スピン軸と直角方向の軌
道運行の制御を実行する際に、衛星の変動を小さく抑え
ることができる効果がある。
星に搭載して動径方向スラスタ間の残留トルクを軌道上
の衛星内で求めることにより、スピン軸と直角方向の軌
道運行の制御を実行する際に、衛星の変動を小さく抑え
ることができる効果がある。
第１図は本発明の一実施例のブロック図、第２図は一般
的な人工衛星の構成図、第３図は従来の人工衛星の軌道
制御装置のブロック図である。 1,2……動径方向スラスタ、３……軌道制御用計算機、
４……衛星本体、５……スピン軸、６スピン太陽角θの
信号、７……軌道制御部、８……スピン型太陽センサ、
8A……太陽方向の視野、９……配管、10……燃料タン
ク、11……推薬弁、12……推薬弁開閉信号。
的な人工衛星の構成図、第３図は従来の人工衛星の軌道
制御装置のブロック図である。 1,2……動径方向スラスタ、３……軌道制御用計算機、
４……衛星本体、５……スピン軸、６スピン太陽角θの
信号、７……軌道制御部、８……スピン型太陽センサ、
8A……太陽方向の視野、９……配管、10……燃料タン
ク、11……推薬弁、12……推薬弁開閉信号。
Claims (1)
- 【請求項１】スピン型人工衛星のスピン軸に直角な方向
で同一方向の並進力を発生させる推力を有する複数の動
径方向スラスタと、前記動径方向スラスタのそれぞれに
供給される燃料を開閉する推薬弁と、前記スピン軸と太
陽光の入射方向とのなすスピン太陽角度を検出するスピ
ン型太陽センサと、前記スピン太陽角度の信号から前記
複数の動径方向スラスタ相互の残留トルクをゼロにする
ように前記複数の推薬弁の少なくとも１つを開く制御信
号を演算し制御する計算機とを備えたことを特徴とする
人工衛星の軌道制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP63269715A JPH0825519B2 (ja) | 1988-10-25 | 1988-10-25 | 人工衛星の軌道制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP63269715A JPH0825519B2 (ja) | 1988-10-25 | 1988-10-25 | 人工衛星の軌道制御装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02117498A JPH02117498A (ja) | 1990-05-01 |
| JPH0825519B2 true JPH0825519B2 (ja) | 1996-03-13 |
Family
ID=17476161
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP63269715A Expired - Lifetime JPH0825519B2 (ja) | 1988-10-25 | 1988-10-25 | 人工衛星の軌道制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0825519B2 (ja) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102466429A (zh) * | 2011-07-04 | 2012-05-23 | 北京科实医学图像技术研究所 | 宇宙火箭推力装置的改进方案 |
| US11117685B2 (en) * | 2016-06-28 | 2021-09-14 | Mitsubishi Electric Corporation | Artificial satellite and thrust balance adjustment method |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4288051A (en) | 1976-09-18 | 1981-09-08 | Messerschmitt-Bolkow-Blohm Gesellschaft Mit Beschrankter Haftung | Method and apparatus for controlling a satellite |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5317240A (en) * | 1976-07-31 | 1978-02-17 | Toshiba Corp | Controller |
| JPS60121198A (ja) * | 1983-12-05 | 1985-06-28 | 三菱電機株式会社 | 人工衛星のスピン率制御方式 |
-
1988
- 1988-10-25 JP JP63269715A patent/JPH0825519B2/ja not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4288051A (en) | 1976-09-18 | 1981-09-08 | Messerschmitt-Bolkow-Blohm Gesellschaft Mit Beschrankter Haftung | Method and apparatus for controlling a satellite |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH02117498A (ja) | 1990-05-01 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
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| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
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Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
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Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313531 |
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Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
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Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090313 Year of fee payment: 13 |